CN110319456A - 一种采用多级燃烧增强装置的固体火箭超燃冲压发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种采用多级燃烧增强装置的固体火箭超燃冲压发动机，包括：隔离段，为一包含进气端和出气端的空腔体；燃烧室，为一包含进气端和出气端的空腔体，且其进气端与隔离段的出气端一体连接；多个扰流装置，各扰流装置为凹腔和一组楔块单元的组合；凹腔，沿轴向间隔开设在燃烧室的上壁及下壁上，且上壁上的凹腔与下壁面的凹腔交错排布；一组楔块单元，设置于同一壁面上的相邻的两个凹腔间，且与对侧壁上的凹腔的位置相对应。该固体火箭超燃冲压发动机增强固体火箭产生的富燃燃气与超声速空气流的掺混度，进而增加可燃区域范围，提高火箭富燃燃气的燃烧效率，从而提高发动机的整体性能。

Description

一种采用多级燃烧增强装置的固体火箭超燃冲压发动机

技术领域

本发明属于固体火箭超燃冲压发动机技术领域，具体涉及一种采用多级燃烧增强装置的固体火箭超燃冲压发动机。

背景技术

固体火箭超燃冲压发动机是利用固体药柱产生高温富燃燃气与超声速空气来流进行掺混和燃烧，经尾喷管膨胀作用产生推力。相对于液体超燃冲压发动机具有结构简单、易存储、低成本、强机动和作战反应速度快等优势，且固体火箭的流量易于调节、不存在点火及火焰稳定问题、燃烧室工作过程受来流参数影响小、工作时间长等优势，因此固体火箭超燃冲压发动机在空天飞行器上具有良好的应用前景。

目前国内外关于固体火箭超燃冲压发动机的研究尚处于初级阶段，不能很好地解决固体颗粒在燃烧室中的高效燃烧的问题。研究固体火箭超燃冲压发动机燃烧室中高温富燃燃气与超声速来流的掺混燃烧规律，对提高燃料的燃烧效率和缩短燃烧释热区间，从而大幅地提升总体性能具重要的意义。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术的不足，提供一种采用多级燃烧增强装置的固体火箭超燃冲压发动机，增强固体火箭产生的富燃燃气与超声速空气流的掺混度，进而增加可燃区域范围，提高火箭富燃燃气的燃烧效率，从而提高发动机的整体性能。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是，一种采用多级燃烧增强装置的固体火箭超燃冲压发动机，包括：

隔离段，为一包含进气端和出气端的空腔体；

燃烧室，为一包含进气端和出气端的空腔体，且其进气端与隔离段的出气端一体连接；

多个扰流装置，各扰流装置为凹腔和一组楔块单元的组合；

凹腔，沿轴向间隔开设在燃烧室的上壁及下壁上，且上壁上的凹腔与下壁面的凹腔交错排布；

一组楔块单元，设置于同一壁面上的相邻的两个凹腔间，且与对侧壁上的凹腔的位置相对应，形成S型的流体通道。

进一步地，还包括后向台阶，在燃烧室与隔离段连接处，由燃烧室的上部向上突扩形成。

进一步地，还包括燃气喷孔，位于后向台阶的后方，且竖直贯通开设在燃烧室前段的顶板上。

进一步地，该燃气喷孔为两个，左右间隔设置，且各燃气喷孔在展向上为长条状，在轴向上由上到下逐渐外扩。

进一步地，该一组楔块单元中，楔形块为多个，设置于燃烧室的上壁，且沿其展向间隔排布；其中，各楔形块的尖端朝向燃烧室的进气端。

进一步地，该各凹腔，贯通于燃烧室上壁面的左右端，且凹腔的后壁面由凹腔底部到顶端向后倾斜。

进一步地，该凹腔后壁面与所述燃烧室对应位置的壁面的夹角为45°。

进一步地，在所述燃烧室的前后端，扰流装置的凹腔位于上壁面上。

进一步地，该凹腔的底面平行于其所在侧的燃烧室的壁面。

本发明一种采用多级燃烧增强装置的固体火箭超燃冲压发动机具有如下优点：1.设置凹腔，高速燃气与来流在凹腔内产生的回流区内能够形成高效的掺混，并获得更长的驻留时间，有助于燃气与来流空气的高效燃烧。

2.燃烧室截面水平方向间隔布置的楔形块，能在相邻楔形块间产生较强的流向涡结构，有助于增强燃气与来流空气的掺混和燃烧。

3.楔形块的迎风面存在一定的角度，有助于高温燃气中的固相颗粒改变运动路径，增加其在燃烧室内的驻留时间，从而增强燃烧。

4.多级凹腔与楔形块的组合应用，能够很好地增强富燃燃气与主流空气的掺混。

附图说明

图1是本发明一种采用多级燃烧增强装置的固体火箭超燃冲压发动机的三维结构示意图；

图2是本发明一种采用多级燃烧增强装置的固体火箭超燃冲压发动机的正视方向结构示意图；

图3是单级扰流获得的燃烧室沿程壁面压力图；

图4是三级扰流装置获得的燃烧室沿程壁面压力；

其中：1.隔离段；2.燃烧室；3.后向台阶；4.燃气喷孔；5.扰流装置；5-1-1.一组楔块单元；5-1-2.凹腔。

具体实施方式

本发明一种采用多级燃烧增强装置的固体火箭超燃冲压发动机，如图1和2所示，包括：隔离段1，为一包含进气端和出气端的空腔体；燃烧室2，为一包含进气端和出气端的空腔体，且其进气端与隔离段1的出气端一体连接；贯通形成空气流道。

多个扰流装置5，各扰流装置5为凹腔5-1-2和一组楔块单元5-1-1的组合；凹腔5-1-2，沿轴向间隔开设在燃烧室2的上壁及下壁上，且上壁的凹腔5-1-2与下壁的凹腔5-1-2交错排布；一组楔块单元5-1-1，设置于同一壁面上的相邻的两个凹腔5-1-2间，且与对侧壁面上的凹腔5-1-2的位置相对应，在燃烧室2中形成S型的流体通道。流体在燃烧室2中遇到楔块单元5-1-1的阻挡和扰流，流动方向发生变化，会朝向对侧流动，流入凹腔5-1-2的流体，在凹腔5-1-2后壁的阻挡，流动方向也会发生变化，最终形成了S型的流动方式。

还包括后向台阶3，在燃烧室2与隔离段1连接处，由燃烧室2的上部向上突扩形成。燃烧室2的上部向上突扩，使燃烧室2的截面大于隔离段1的截面，从而尽可能地避免来流空气在固体火箭燃气急速释热条件下引起的壅塞，从而能够有效地提高发动机整体的循环效率及发动机的推力性能。并且，隔离段1进入到燃烧室2的截面存在突扩，易于产生回流区，增强燃气与主流空气的掺混，并增长燃气在发动机中的驻流时间。

在位于后向台阶3的后方，且竖直贯通开设在燃烧室2前段的顶板上，还开设燃气喷孔4，为了保证燃气在发动机展向的分布，燃气喷孔4为两个，左右间隔设置，且各燃气喷孔4在展向上为长条状，在轴向上由上到下逐渐外扩。喷孔方向与空气主流方向垂直，固体火箭发动机的燃气通过喷孔4喷出后，与主流空气的接触和掺混面积更大，有助于燃气与来流空气的掺混燃烧。

由于一次火箭燃气从燃气喷孔4喷射出来之后，在有着较高流动速度的主流空气作用下会很快的速度流经燃烧室2，尤其是燃气中的气体成分喷注动量相对较小，随流性更强，在燃烧室内的滞留时间更短，为使一次燃气在燃烧室2中的停留时间变长，所以设置了多个扰流装置5。

在一组楔块单元5-1-1中，楔形块5-1-11为多个，设置于燃烧室2的上壁，且沿其展向间隔排布；其中，各楔形块5-1-11的尖端朝向燃烧室2的进气端。例如楔形块5-1-11可设置为三个，在燃烧室2展向方向间隔排列，两个楔形块5-1-11之间形成流动通道。混合燃气在楔形块5-1处会受到压缩，压力升高，流动通道处的混合燃气，压力变化不大，因此，在一组楔块单元5-1-1处够产生较强的流向涡结构，该涡结构能够有效地增强燃气与主流的掺混，从而增强发动机的燃烧。楔形块5-1-11由前到后包括尖劈段和等直段。

各凹腔5-1-2，贯通于燃烧室2上壁面的左右端，且凹腔5-1-2的后壁面由凹腔5-1-2底部到顶端向后倾斜。凹腔5-1-2前壁面与所在燃烧室壁面垂直，底面平行于所在燃烧室壁面，凹腔5-1-2后壁面与燃烧室2对应位置的壁面的夹角为45°。主流空气在凹腔5-1-2内形成的回流区能够很好地实现主流与凹腔5-1-2内的气流的质量交换以及驻流时间的增长，从而有效地促进发动机的掺混和燃烧，提高固体火箭燃气的二次燃烧效率。

实际布置中，楔形块5-1-11占据的燃烧室2流道面积，由凹腔5-1-2相对应地弥补，且保持凹腔5-1-2的容积不能小于楔形块5-1-11占据的体积。在燃烧室2的前后端，扰流装置5的凹腔5-1-2位于上壁上。

为了保证扰流装置5能够在高温燃气作用下实现较长时间的工作，各楔形5-1-11块均采用钼合金的耐高温合金材料。固体火箭燃气喷孔4由于流速较快，热环境相对恶劣，则采用炭炭复合材料作为内衬。

为了验证多级扰流装置5的燃烧增强特性，采用设置有三级扰流装置5和仅有一级扰流装置5的两种工况开展了数值模拟，采用多组分化学反应的纳维尔-斯托克斯(Navier-Stokes)方程模拟了发动机燃烧室中流动燃烧过程，建立模型，得出图3和图4，即给出了两种工况下燃烧室由前到后各不同截面的壁面压力分布，截面上取面积平均压力，得出，拥有三级扰流装置5的固体火箭超燃冲压发动机具有范围更大的高压燃烧区域，燃烧效率更高，从而能够获得更高的推力性能。

Claims (9)

1.一种采用多级燃烧增强装置的固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，包括：

隔离段(1)，为一包含进气端和出气端的空腔体；

燃烧室(2)，为一包含进气端和出气端的空腔体，且其进气端与所述隔离段(1)的出气端一体连接；

多个扰流装置(5)，各扰流装置(5)为凹腔(5-1-2)和一组楔块单元(5-1-1)的组合；

所述凹腔(5-1-2)，沿轴向间隔开设在所述燃烧室(2)的上壁及下壁上，且上壁面上的凹腔(5-1-2)与下壁面的凹腔(5-1-2)交错排布；

所述一组楔块单元(5-1-1)，设置于同一壁面上的相邻的两个凹腔(5-1-2)间，且与对侧壁面上的所述凹腔(5-1-2)的位置相对应，形成S型的流体通道。

2.根据权利要求1所述的一种采用多级燃烧增强装置的固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，还包括后向台阶(3)，在所述燃烧室(2)与隔离段(1)连接处，由所述燃烧室(2)的上部向上突扩形成。

3.根据权利要求2所述的一种采用多级燃烧增强装置的固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，还包括燃气喷孔(4)，位于所述后向台阶的后方，且竖直贯通开设在所述燃烧室(2)前段的顶板上。

4.根据权利要求3所述的一种采用多级燃烧增强装置的固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述燃气喷孔(4)为两个，左右间隔设置，且各所述燃气喷孔(4)在展向上为长条状，在轴向上由上到下逐渐外扩。

5.根据权利要求1、2、3或4所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述一组楔块单元(5-1-1)中，楔形块(5-1-11)为多个，设置于所述燃烧室(2)的上壁，且沿其展向间隔排布；其中，各所述楔形块(5-1-11)的尖端朝向燃烧室(2)的进气端。

6.根据权利要求5所述的一种采用多级燃烧增强装置的固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，各所述凹腔(5-1-2)，贯通于所述燃烧室(2)上壁的左右端，且所述凹腔(5-1-2)的后壁面由凹腔(5-1-2)底部到顶端向后倾斜。

7.根据权利要求6所述的一种采用多级燃烧增强装置的固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述凹腔(5-1-2)后壁面与所述燃烧室(2)对应位置的壁面的夹角为45°。

8.根据权利要求7所述的一种采用多级燃烧增强装置的固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，在所述燃烧室(2)的前后端，所述扰流装置(5)的凹腔(5-1-2)位于上壁上。

9.根据权利要求7所述的一种采用多级燃烧增强装置的固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述凹腔(5-1-2)的底面平行于其所在侧的所述燃烧室(2)的壁面。